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概况 赛斯纳402是美国赛斯纳飞机公司研制的双发活塞式9/10座客货两用型运输机或6~8座行政机。1966年推出了这种飞机,同年9月20日取得美国联邦航空局型号合格证。该机客舱内部布局可快速转换,且地板为加强的胶接蜂窝结构,使它可从10座支线客机快速转换成轻型货机。1971年12月8日,赛斯纳飞机公司宣布进一步发展其402飞机,把最初的402飞机改名为402“多用途飞机”(Model 402 Utililiner),增加了一种402“行政机”(Model 402 Businessliner)。1975年10月29日,研制成了上述两种飞机的II型。1978年又推出了402III型。1980年前后,生产型编号改为402C。1985年停产。至1985年12月31日,402各型共交付了1540架。
' j! u) R8 O% n设计特点
d8 ~ a' k/ o) J) K' L& B' e 机翼 悬臂式下单翼。飞机中心线处翼型NACA23018(修形),中、外段连接处翼型NACA23015(修形),翼尖处翼型NACA 23009(修形)。外翼段上反角5°。安装角翼根处2°30′,翼尖处-0°30′。轻合金全金属双梁结构(带模压翼肋和展向桁条加强的蒙皮)。外翼段为胶接结构。全金属副翼和电操纵开裂式襟翼。左副翼有调整片。可选装冷气除冰装置。: B0 J( Q' ]. [: U& w ~( `7 V% R7 o
机身 全金属半硬壳结构。
9 m: Q$ ?- ~3 |/ L' S 尾翼 悬臂式全金属结构。垂直尾翼1/4弦线后掠角40°。固定安装角水平尾翼。方向舵和右升降舵有调整片。可选装冷气除冰装置。( l L k, v8 X6 C/ N
起落架 单轮液压收放前三点式。主起落架向内收入机翼,可转弯操纵的前起落架向后收上。收上后主轮处无舱门。应急放起落架装置由压力为138×105帕(140公斤/厘米2)的氮气瓶供压。油-气减震器。加重型机轮。主轮胎尺寸6.50-10,胎压4.83×105帕(4.93公斤/厘米2)。前轮胎尺寸6.00-6(6层),胎压2.41×105帕(2.46公斤/厘米2)。克利富兰公司加重型液压刹车。有停放刹车装置。
4 _5 t$ Z- B& ~) G* S 动力装置 2台大陆公司242千瓦(329马力)TSIO-520-VB卧式六缸涡轮增压活塞式发动机,各驱动一副麦考利公司0850334-34型带整流罩的三桨叶恒速全顺桨金属螺旋桨。可选装螺旋桨同步定相器、自动回桨装置和电除冰装置。机翼整体油箱总容量808升,其中可用总油量780升。每个机翼顶部有一加油口。滑油量24.6升。
/ J2 p1 N5 A) }. H* p2 ~1 f% | 座舱 驾驶舱内并排两个座椅。双操纵。多用途型客舱有4个单座座椅和2个双座座椅。行政机型客舱标准布局为4个单座座椅,也可选装6个单座座椅,客舱后部有点心柜。带登机梯的客舱门在客舱中部左侧。客舱右侧有一应急出口。可选装货舱门和驾驶舱门。行李存放在客舱后部、机头舱和每个发动机短舱后部,总行李重量680千克。客舱有加温和通风设备。有风挡除雾装置。9 U' j9 C1 U3 a+ r" a/ H. q
系统 电气系统由2台24伏50安交流发电机和1个24伏25安小时电池供电。可选装28伏100安交流发电机。压力121×105帕(123公斤/厘米2)的液压系统用于起落架收放。机轮刹车另有单独的液压系统。氧气系统容量1.25米3,也可选装容量为3.25米3的氧气系统。装有带47.5×106焦耳汽油加热器的加热和通风系统。可选装空调系统。9 l* Y2 D7 C; m! a
机载设备 可选装的电子设备包括2套1000系导航/通信系统、伏尔/仪表着陆系统、无线电罗盘、下滑信标台和指点标接收机、区域导航系统、测距设备、AM-100无线电高度表、Primus 200(或RDR-160、RDR-160XD、RDR-230HP)气象雷达和无线电话装置。
+ E W9 n5 i4 J技术数据外形尺寸9 I# Y6 ~* k% O; E. [7 W/ i
机长 11.09米7 Q# v. H4 Z' k7 f1 z8 p4 A6 D
机高 3.49米
- Q4 W# }- B' l( q, T 翼展 13.45米
5 y2 A- \5 z! z& G- } 机翼面积 20.98米2: r& G0 @3 |1 e/ y& X' l
主轮距 5.48米* H5 M+ ]& O$ g. l
前主轮距 3.18米1 O8 E( m# T" [
螺旋桨直径 1.94米, t. s7 h- }% d( g
客舱门(标准) B/ f" S6 i5 K% F7 R1 v9 b
高×宽 1.27米×0.61米
- d7 w( [7 t" z, H 货舱门(选装)( y2 N+ ~' z9 Z7 a; f7 ^2 K
高×宽 1.21米×1.05米( r" g* Y, C5 p; v+ C
内部尺寸
3 f: Y: F) y! x2 o7 e. o 客舱5 H, \' l, I3 z |* r8 @$ ^5 }
长度 4.83米- ]6 l5 b8 a. z8 Q3 n f, w9 H
最大宽度 1.42米
/ D2 n, B. \" `6 n 最大高度 1.30米
: v0 Y x/ W0 Z& x( S3 X: B 容积 6.30米3) @7 \3 X+ C2 W3 m; j
重量及载荷8 U5 o" {8 s0 ~$ `% h4 b; K) ?
空重+ P( x5 o% u _# i) p3 D& Y
行政机型 1859千克
/ u* E E" Z \+ w1 ` 多用途型 1872千克
7 _) u) O, H- ~% `1 h+ v# q" a 最大起飞和着陆重量 3107千克
: C! a8 B' H5 n' C 最大停机坪重量 3123千克3 E0 R, A+ w- o* Z) J4 O
最大零燃油重量 2955千克) |2 q* f9 e# ?& z, p2 H; x8 n' o4 `
最大翼载荷 1.45千牛/米2(148.1公斤/米2)5 ?1 Y) K9 \2 W) n% k
最大功率载荷 6.42千克/千瓦(4.72公斤/马力)
$ z9 ?% Y/ C3 P* q( O性能数据(除速度是在平均巡航重量时外,其余均在最大起飞重量时)7 ?/ f. [% I( ^/ A7 t' S) a
最大平飞速度(高度4875米) 428公里/小时
# k+ b# |; V0 M5 S 最大巡航速度(72%功率)
$ C# a- u, d) b% T1 P! H 高度6100米 394公里/小时
# w% G/ b) q9 L 高度3050米 359公里/小时
7 c) Q* _; y) |3 Y$ x8 W; e) o 经济巡航速度
! Y# W \0 q$ A! G7 X 高度6100米,带272千克可用燃油 304公里/小时3 k# Y; U7 K# h5 A( A
高度3050米,带561千克可用燃油 263公里/小时
0 |. o: j& E. ^ 失速速度(慢车状态)
' m T4 F1 }( A" e 襟翼收上 145公里/小时
( G3 m& I. m6 g2 S9 i* _5 J 襟翼放下 126公里/小时
& J# a$ `( }% G, \1 A: r$ ? 最大爬升率(海平面) 7.37米/秒! T3 c- C; d- d0 ]7 g' `
爬升率(海平面、单发) 1.53米/秒
+ g3 O$ k" X& l1 K& c$ w* n& G 实用升限 8200米
4 ]+ B0 \" @( X. T+ `' M& r 实用升限(单发) 4510米5 G( ?8 T8 |. |
起飞滑跑距离 537米
5 k' o, d' d6 z- N* F7 {8 g' D3 t8 j 起飞距离(至15米高) 669米
, |0 } H" S/ f$ i8 N" o 着陆距离(自15米高) 757米! h3 o3 X' G+ {- _. C
着陆滑跑距离 332米2 Z/ M. X% e. `2 N
航程(按建议的贫油状态供油,计及起动、滑行、起飞、爬升、下降和45分钟飞行用余油)
1 D8 m! Q5 }$ k, @8 {; N( c6 l* m+ k 72%功率,高度6100米,带272千克可用燃油 671公里" o7 E% x+ J2 R) e8 ]
72%功率,高度3050米,带561千克可用燃油 1695公里& D3 Y, j' S' F2 x4 v8 p
经济巡航功率,高度6100米,带272千克可用燃油 850公里' c+ E |# y% v4 W% R! l
经济巡航功率,高度3050米,带561千克可用燃油 2354公里 |
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